发射筒柔性固弹机构及发射筒

技术领域

本发明涉及武器系统技术领域，具体地，涉及一种发射筒柔性固弹机构及发射筒。

背景技术

固弹是发射筒的核心功能之一，其作用是在筒弹贮存和运输工况下对导弹进行可靠约束，在发射工况下可靠释放导弹的约束。由于固弹机构在不同工况下对约束力的需求是相悖的，故固弹机构一般由爆炸螺栓、纵向锁或分离螺母等火工品组成。在运输和贮存工况下火工解锁装置具有较强的约束能力，在发射前通过点火电路对其进行火工解锁，从而释放导弹的约束。但在实际使用中，火工固弹装置成本较高，增加电气和时序的复杂度，同时火工固弹装置刚性较强，吸能以及抗振效果不佳，不利于导弹的贮运。

因此，业界需要一种新型的固弹机构，在贮运条件下能够可靠约束导弹并通过柔性特性吸收运输车传递到导弹的振动能量，在发射条件下能够实现约束力切换，可靠释放导弹的约束。同时该机构应结构简单，成本低廉。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种发射筒柔性固弹机构及发射筒。

根据本发明提供的一种发射筒柔性固弹机构，包括导弹、导弹尾勾、筒体、支撑环、固弹支架、固弹螺栓、固弹弧板以及后盖；

所述导弹尾部端面上环向均匀分布设置多个所述导弹尾勾，所述导弹尾勾外壁与所述支撑环内壁贴合设置，所述导弹尾勾卡扣设置在所述固弹弧板上；

所述支撑环上表面与所述导弹端面贴合设置，所述支撑环下表面与所述固弹支架端面贴合设置；

多个所述导弹尾勾中内扣设置单个所述固弹弧板，所述固弹弧板通过所述固弹螺栓连接所述固弹支架，且所述固弹支架一端连接所述筒体，所述固弹支架另一端连接所述后盖。

一些实施方式中，所述固弹弧板外壁采用弧形结构设计。

一些实施方式中，所述固弹弧板通过所述导弹尾勾约束所述导弹轴向自由度。

一些实施方式中，所述支撑环约束所述导弹尾勾外壁设置，所述固弹弧板约束所述导弹尾勾内壁设置。

一些实施方式中，所述支撑环上部与所述导弹接触设置，所述支撑环底部固定连接所述筒体设置，所述支撑环内壁与所述导弹尾勾接触设置。

一些实施方式中，还包括燃气发生器，所述燃气发生器上喷口正对所述固弹弧板设置。

一些实施方式中，所述固弹支架采用环形辐条式结构。

一些实施方式中，所述导弹尾勾在脱离所述支撑环后，所述导弹尾勾通过所述固弹弧板挤压向外扩张设置。

一些实施方式中，所述固弹弧板和所述导弹尾勾均采用弹性材料。

一种发射筒，包括上述的发射筒柔性固弹机构。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明通过在导弹尾部端面安装有多个环向均匀分布的导弹尾勾，且导弹尾勾外壁限制在支撑环的内壁中，同时支撑环上表面与导弹贴合，支撑环下表面与固弹支架贴合；

以及通过在多个导弹尾勾中内扣单个固弹弧板，且固弹弧板通过固弹螺栓与固弹支架连接，固弹支架两端分别与筒体和后盖连接；

可以在贮运条件下能够可靠约束导弹并通过柔性特性吸收运输车传递到导弹的振动能量，可以在发射条件下能够实现约束力切换，可靠释放导弹的约束，以及结构简单，成本低廉。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本发明发射筒柔性固弹机构的贮运状态剖视图；

图2是本发明发射筒柔性固弹机构的发射状态剖视图；

图3是本发明发射筒柔性固弹机构的解锁状态剖视图。

附图标记：

导弹1                              固弹支架6

导弹尾勾2                          固弹螺栓7

筒体3                              固弹弧板8

支撑环4                            后盖9

燃气发生器5

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

实施例1

如图1-3所示，本发明包括导弹1、导弹尾勾2、筒体3、支撑环4、燃气发生器5、固弹支架6、固弹螺栓7、固弹弧板8以及后盖9。导弹1尾部端面安装有4个环向均匀分布的导弹尾勾2，导弹尾勾2外壁为弧面并限制在采用U型截面的环形支撑环4上内壁中。支撑环4上表面与导弹1贴合，支撑环4下表面与固弹支架6贴合。在四个导弹尾勾2中内扣一个内凹的可以发生弹性形变的固弹弧板8，固弹弧板8通过固弹螺栓7与固弹支架6连接，固弹支架6与筒体3和后盖9连接。

具体的，在本实施例中，本发明在使用过程中导弹1的轴向自由度依次通过导弹尾勾2、固弹弧板8、固弹螺栓7、固弹支架6并最终传递至筒体3和后盖9，导弹1的摆动自由度通过固弹弧板8的弹性变形和固弹螺栓7的摆动自由度传递至固弹支架6并最终传递至筒体3和后盖9。

具体的，在本实施例中，本发明在运输和贮存状态下固弹螺栓7存在预紧力，固弹弧板8处于受压状态，导弹尾勾2受到扩张力并传递给支撑环4，从而形成较大的摩擦力。在固弹弧板8达到失稳之前固弹弧板8的变形小于设计值，此时导弹尾勾2处于支撑环4的环形约束中，约束可靠。

具体的，在本实施例中，本发明在发射条件下燃气发生器5点火，产生的高压高温燃气冲击固弹弧板8，固弹弧板8面积较大且正对燃气发生器5，在高温燃气压力的作用下固弹弧板8的材料弱化且整体向前变形，导弹尾勾2得到一定的释放行程，导弹1向前运动并脱离支撑环4的固弹有效范围，导弹尾勾2的环向约束释放，导弹1继续向前运动，导弹尾勾2拉动固弹弧板8并将拉力传递到固弹螺栓7，在固弹螺栓7和导弹尾勾2的共同作用下固弹弧板8失稳翻转，导弹尾勾2约束释放，固弹机构完成解锁动作。

具体的，在本实施例中，固弹弧板8为弧形易失稳结构，中心压力达到一定值会翻转失稳，释放约束，实现解锁。

具体的，在本实施例中，支撑环4对导弹尾勾2的约束行程与固弹弧板8的失稳行程相匹配。

具体的，在本实施例中，固弹弧板8与固弹支架6通过带有摆动自由度的固弹螺栓7连接。

具体的，在本实施例中，固弹弧板8正对燃气发生器5上喷口，在燃气发射器5喷出的初始高温燃气压力下固弹弧板8产生反向变形和材料弱化。

具体的，在本实施例中，其特征在于导弹尾勾2脱离支撑环4后，在固弹弧板8挤压下向外扩张，有利于固弹弧板8的失稳分离。

具体的，在本实施例中，固弹弧板8和导弹尾勾2与固弹螺栓7的摆动自由度相互配合实现对导弹1在运输过程中的柔性适配功能。

具体的，在本实施例中，导弹1在轴向窜动条件下，固弹弧板8与导弹尾勾2之间挤压力增大，导致导弹尾勾2与支撑环4摩擦力增大，从而达到将动能耗散的功能。

实施例2

一种发射筒，包括实施例1所述的发射筒柔性固弹机构。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。